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喷注器流强分布是除声学阻尼装置以外使液体火箭发动机稳定工作的重要措施,通过控制喷注流强分布使推进剂的燃烧尽量远离主要振型的波腹区,减少热声耦合振荡的能量源,从而达到抑制高频振荡的效果。因此,建立喷注流强分布与稳定性之间的综合分析模型,研究流强分布的不稳定性抑制特性具有重要实际意义。针对采用自击式喷嘴器、液滴蒸发作为燃烧速率控制过程的某自燃推进剂缩尺燃烧室高频纵向燃烧不稳定问题,近似采用蒸发速率峰值区代替集中燃烧释热区,引入燃烧室三维声学控制方程以考虑多喷嘴条件下燃烧响应空间分布,建立了针对喷注器流强分布条件下的高频纵向燃烧稳定性分析模型,并对喷注流强的稳定性抑制特性进行了分析,给出了不同分布流强下燃烧室一阶纵向信号的增长率变化规律。研究表明,喷注流强分布有利于燃烧室稳定,"驼峰区"喷注孔径的增大对改善高频纵向不稳定性更为显著,"驼峰区"流强增加30%,相应的增长率降低15%。 相似文献
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低Weber数射流撞击雾化的数学模型 总被引:2,自引:1,他引:2
通过分析低Weber数无粘射流撞击形成液膜雾化的特征,由质量守恒和动量守恒,并借鉴前人的理论和实验结果,推导出Taylor心形波作用下计算液膜厚度和形状的近似解析式,数值计算结果与文献所给实验数据基本吻合一致。结合矩形喷孔形成的扇形液膜的破碎理论,进一步计算了不同撞击角下雾化形成液滴尺寸的大小及分布。 相似文献
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